[发明专利]一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统及方法

说明书

技术领域

本发明属于固体火箭发动机的推进剂测试领域，特别涉及一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统以及实时确定推进剂燃面的位移和动态得到推进剂燃速的方法。

背景技术

固体火箭发动机是采用固体推进剂的火箭动力装置，其具有结构简单、机动性能好、可靠性高及易于维护等优点，在火箭武器系统中的应用越来越广泛，对于航空航天领域起着巨大的作用。

固体火箭发动机燃烧的可靠性将直接影响整个火箭系统的安全性，为此需要采用可靠的无损检测手段对燃料的燃烧状态和燃面退移情况进行实时测量。通过对推进剂燃面进行快速、准确定位和识别，以供技术人员对被测固体燃料发动机进行监测和评估，将大大有利于整个飞行器系统的使用安全性和可靠性。

传统的固体推进剂燃速的超声波测试方法是通过连续测量超声波脉冲在推进剂中的往返时间，确定推进剂燃面的退移，进一步得到推进剂燃速的一种方法。该方法由于使用的有效信息是反射波，容易受到燃面不平整的影响，测量误差较大。

发明内容

本发明针对反射式超声法测量存在的问题，提出了一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统及实时检测方法，该检测系统包括一个由多超声换能器组成的平行阵列，通过在燃烧路径上布置多对超声换能器，利用每对超声换能器接收到的透射波信号，从而获得推进剂在燃烧路径上各个点的燃烧情况。为了实现本发明的目的，本发明采用了如下技术方案：

本发明提供了一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，具有这样的技术特征，包括：信号发生单元，用于产生作为原始脉冲信号的超声波信号；前置放大单元，用于将超声波信号进行放大；无损检测单元，与固体火箭发动机的壳体相接触，包括多组间隔一定间距设置的超声换能器组，每组超声换能器组具有发射放大后的超声波信号的发射换能器以及接收穿过壳体的透射信号的接收换能器；后置放大单元，对透射信号进行放大；信号调理单元，将透射信号转换成数字信号；以及处理控制单元，对数字信号进行处理得到推进剂燃面的位移以及推进剂的燃速，并控制信号发生单元、前置放大单元、无损检测单元、后置放大单元以及信号调理单元的运行。

本发明提供的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，还可以具有这样的技术特征：数据采集单元，用于记录保存数字信号以及处理控制单元的处理结果。

本发明提供的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，还可以具有这样的技术特征：发射换能器以及接收换能器分别通过液态耦合剂与壳体相耦合。

进一步，本发明还提供了一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，具有这样的技术特征，包括以下步骤：步骤1，信号发生单元产生作为原始脉冲信号的超声波信号；步骤2，前置放大单元将超声波信号进行放大；步骤3，无损检测单元中的多个发射换能器同时发射放大后的超声波信号，与每个发射换能器分别一一对应的多个接收换能器接收穿过所述壳体的透射信号；步骤4，后置放大单元对透射信号进行放大；步骤5，信号调理单元将透射信号转换成数字信号；步骤6，处理控制单元对数字信号进行处理得到推进剂的燃面位置以及推进剂的燃速。

本发明提供的固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，还可以具有这样的技术特征：处理控制单元采用声衰减法根据下式得到所述推进剂的燃面位置：

其中，i、j表示的是发射换能器编号和接收换能器的编号，S_Ti,Rj为读取i发射换能器到j接收换能器T_i–R_j路径上透射波峰值矩阵，V_Ti,Rj是T_i–R_j路径上的衰减后信号幅值与背景信号幅值的比值；V_T是信号阈值。

若S_Ti,Rj＝0，表示发动机在T_i–R_j处已经开始燃烧；若S_Ti,Rj＝1，则表示发动机在T_i–R_j处并未燃烧。

本发明提供的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，还可以具有这样的技术特征：处理控制单元根据下式得到推进剂的燃速：